В данной выпускной квалификационной работе было выполнено проектирование турбовального авиационного газотурбинного двигателя (ГТД) мощностью 8 МВт, на основе вертолетного двигателя Д-136. Дипломная работа включается в себя введение, четыре главы и заключение. Кроме того, в работу входит специальная часть, посвящённая литературному обзору по теме пылезащитные устройства авиационных двигателей. Содержание пояснительной записки: 1. Вариантные тепловые расчеты цикла ГТД, выбор оптимального варианта и уточнение выбранного варианта; 2. Газодинамические расчеты компрессора, камеры сгорания и турбины; 3. Прочностное обоснование ресурса работы ГТД: прочностные расчеты последней ступени турбины, составление вибрационной диаграммы лопатки. В процессе проектирования двигателя, по сравнению с прототипом была изменена геометрия камеры сгорания, перепрофилирована проточная часть турбины. При этом удалось сохранить высокие показатели коэффициента полезного действия и экономичности двигателя прототипа.

In this final qualifying work, the design of a turbo-jet aircraft gas turbine engine (GTE) with a capacity of 8 MWt was performed, based on the D-136. The graduate work includes an introduction, four chapters and a conclusion. In addition, the work includes a special part devoted to the literature review on the topic of aircraft engine dust protection devices. The contents of the explanatory note: 1. Variant thermal calculations of the GTE cycle, selection of the optimal variant and refinement of the selected option; 2. Gas-dynamic calculations of the compressor, combustion chambers and turbines; 3. Strength calculations of the last stage of the turbine, compilation of the vibration diagram of the blade. In the process of designing the engine, in comparison with the prototype, the combustion chamber was shortened, and the flow part of the turbine was redesigned. At the same time, it was possible to maintain high efficiency and economy of the prototype engine.